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为验证核心舱轨控机组热控设计能满足空间站任务期间任何工况对机组温度的要求,运用I-DEAS/TMG软件,通过仿真分析确定了轨控机组低温工况下所需的加热功率,预示了高温工况下的最高温度。在轨飞行情况表明:轨控机组飞行温度验证了理论计算的正确性,二者之间的偏差约3.7■;喷管受太阳照射面积越大,头部及电磁阀温度越高,在太阳角58°时,喷管受照面积最大;低温工况下,有推进剂流道的机组头部和电磁阀温度高于6.8℃,满足高于0℃的指标要求;不同于以往热控包覆状态的轨控机组,被动包覆设计保证了电磁阀在极端高温工况下,温度低于40℃,离高温上限有较大裕度,为电磁阀在空间站15 a任务期间的可靠工作提供保障。 相似文献
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为研究核心舱飞行姿态、空间外热流、核心舱发动机羽流参数以及天线外表面热控涂层对空间站空空支架天线温度的综合影响,验证天线被动热控设计的有效性,进行了2种低温工况和6种高温工况的热分析。结果显示:低温工况下,通信天线惯性飞行时的最低温度低于正向飞行时的;展开臂多层表面最低温度为-85 ℃,满足温控指标。高温工况下,通信天线惯性飞行时的温度高于正向飞行时的;轨控发动机的羽流热效应大于偏航发动机的。通信天线内外表面均喷涂ACR-1温控白漆,1倍轨控发动机羽流热流密度时,最高温度为123 ℃,可满足实际使用要求。 相似文献
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浮动断接器作为在轨补加接头,是两航天器液路和气路的连通和断开的接口部件,可以实现两航天器之间的燃料、氧化剂的传输。浮动断接器一般安装在航天器的头部或尾部,外热流条件严酷,为保证其合适的工作温度,有效的热控制措施非常关键。以推进剂补加用浮动断接器作为研究对象,建立了浮动断接器物理模型,分析了其外部极端热环境,采用传热学的辐射以及热传导理论,形成热控设计方案。根据边界温度以及宇宙空间的外热流极端条件,应用IDEAS/TMG热分析软件进行了不同工况下的热分析仿真计算,在此基础上对热控方案进行了优化设计。分析结果表明:采用主动热控和被动热控相结合的热控措施可以满足浮动断接器正常工作的温度指标要求,热控设计合理可行。 相似文献
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为获取某航天器运输包装箱在典型高温天气下的极限热控能力,设计了主动控温和被动保温状态试验方案,并开展试验研究。结果表明:太阳辐射是影响包装箱温度的主要因素,环境温度是次要因素;在环境温度为40 ℃、内部航天器初始温度为30 ℃左右的主动制冷工况,该包装箱能将内部航天器温度控制在40 ℃以下要求范围内,且有近7 ℃余量;在环境温度为35 ℃、内部航天器初始温度为25 ℃左右的被动保温工况下,内部航天器温度保持在40 ℃以下的时间约为2 h 15 min。为进一步降低运输过程控温风险、增强包装箱的热控能力,提出了尽量避免阳光直接照射箱体以及增加风扇强迫空气对流等一系列措施和建议。 相似文献
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文章针对微小飞行器电子设备高度集成化带来的热控风险,以某微小飞行器为研究对象,在分析其轨道参数和结构性能的基础上,提出采取不同厚度的石墨烯导热层等温强化传热的热控设计方案;通过热分析软件建立飞行器在轨状态的热模型,仿真计算飞行器在高温和低温工况下的外热流及不同厚度的石墨烯导热层方案下的瞬态温度分布,并对结果进行对比分析。结果表明,采取石墨烯导热层等温强化传热的热控方案可明显降低微小飞行器内部单机的温差,解决高低温工况下单机温度波动较大的问题。同时,通过实验方法验证了利用石墨烯导热层实现微小飞行器等温化的可行性。 相似文献
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为保证航空相机在平流层空间热环境下稳定运行,对无载荷舱的航空相机进行热设计和验证。基于20 km海拔高度下相机外部的对流及辐射环境特点,采用一维对称平板测试法确定选取多层隔热组件作为相机蒙皮材料,选取聚氨酯泡沫作为隔热填充材料。对载荷相机进行热控系统设计,并利用有限元软件分析极端工况下相机的温度场分布,最终设计热控总功率为240 W,包含为相机镜头除霜预留的部分热控功率。低气压热平衡试验验证结果与仿真分析结果吻合良好;低温工况下热控功率约占总功率的70%,控温点的温度波动在±1 ℃以内,满足相机控温精度要求。 相似文献
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太阳同步轨道卫星热控分系统分析及优化 总被引:1,自引:1,他引:1
定义地心日照轨道坐标系,并在此坐标系下简化卫星与地球相对位置的复杂计算,以及卫星轨道外热流分析过程中相关角度的计算,使轨道外热流的分析仿真更加快速、简洁。以正六棱柱形卫星为例,建立热网络模型,对其表面在一圈轨道内所受的轨道外热流进行仿真,并结合仿真结果计算进出地影区时卫星内部的温度。在此基础上,建立以热控分系统多层隔热材料质量最小化为目标的优化问题;在满足高低温工况卫星内部温度在-10~+35℃范围内的约束下,对多层隔热材料厚度和散热窗大小进行了优化。 相似文献
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为实现某高精度星敏感器在空间复杂热环境下的可靠应用,对该星敏感器的热设计进行了分析研究,并选取典型的高温工况和低温工况进行讨论。基于热网络模型对高温工况和低温工况计算及仿真分析,提出了星敏感器与卫星舱体在导热和隔热2种安装情况下的热控措施。分析结果表明:当星敏感器导热安装时,将安装面温度控制在-15~0℃,在其外表面包覆多层隔热组件,可使整机温度适宜;当星敏感器隔热安装时,在其盖板外表面喷涂热控白漆,将遮光罩与盒体隔热安装,设置用于温度补偿的电加热片,将安装面温度控制在-60~-30℃。 相似文献
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为保证高分辨率相机焦面的工作环境,尽量降低CCD组件工作时的温升,需对焦面进行热控设计。文章在分析某高分辨率相机焦面热控特点的基础上,根据其结构与安装位置,提出以柔性导热索与固定辐射板结合补偿加热控温的热控方案,并对散热路径进行了设计。利用热分析软件建立相机的热模型并进行仿真计算,结果表明:焦面连续工作600 s后,电箱壳体温度在15.0~24.1 ℃之间,CCD组件温升11.1 ℃;而采用增加相变热管的设计方案后,CCD组件的温升降低至7.2 ℃,满足热控指标要求。最后,对相机进行热平衡试验,结果显示,焦面连续工作600 s后,电箱壳体温度在15.1~22.6 ℃之间,CCD组件最高温升7.2 ℃,与热分析计算结果吻合较好,表明针对该高分辨率相机焦面的热设计正确、可行,为大功率焦面的热控设计提供了参考。 相似文献
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侧窗探测动能拦截器末段轨控方案 总被引:2,自引:0,他引:2
针对侧窗探测动能拦截器(SWDKKV)的末段轨控问题,基于变结构控制理论提出了一种新的轨控方案。首先考虑侧窗约束,建立了三维空间下的轨控模型。随后,针对侧窗探测动能拦截器只能输出定常开关推力及具有姿态定向约束的特点,提出了一种新型变结构滑模面,基于所提出的滑模面设计了适合于末段拦截的bang-bang形式的轨控方案,采用Lyapunov稳定性理论严格证明了所提出方案的稳定性。为了降低喷气消耗,设计了滑模死区,且研究了能够保证命中精度的滑模死区的参数取值范围。仿真结果表明,所设计的轨控方案可确保动能拦截器直接撞击目标,设置滑模死区可以在保证命中精度的同时降低喷气消耗。 相似文献